CN113212809A - 一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法 - Google Patents

一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法 Download PDF

Info

Publication number
CN113212809A
CN113212809A CN202110437512.4A CN202110437512A CN113212809A CN 113212809 A CN113212809 A CN 113212809A CN 202110437512 A CN202110437512 A CN 202110437512A CN 113212809 A CN113212809 A CN 113212809A
Authority
CN
China
Prior art keywords
friction
pressure
protection method
active section
orbit
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202110437512.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN113212809B (zh
Inventor
马聚沙
王志彬
符春娥
吕文佳
王斌
严柳柳
徐伟
王训春
马季军
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Institute of Space Power Sources
Original Assignee
Shanghai Institute of Space Power Sources
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Institute of Space Power Sources filed Critical Shanghai Institute of Space Power Sources
Priority to CN202110437512.4A priority Critical patent/CN113212809B/zh
Publication of CN113212809A publication Critical patent/CN113212809A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN113212809B publication Critical patent/CN113212809B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/52—Protection, safety or emergency devices; Survival aids
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/42—Arrangements or adaptations of power supply systems
    • B64G1/44—Arrangements or adaptations of power supply systems using radiation, e.g. deployable solar arrays

Abstract

本发明提供一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法，包含低剥离强度的粘接层以及高原子氧耗散性能磨擦防护层的复合防护层，在其表面制作排气微孔阵列，采用贴敷的方式使其附着于折叠太阳翼收纳对压区域表面。在航天器发射主动段剧烈振动摩擦过程中对太阳翼部组件表面的功能性涂层进行保护。相较于传统的表面固体润滑脂，该防护方法时域针对性强，其不但厚度均匀性好、粗糙度低，施工与返工不损伤功能性涂层，且入轨后受空间环境影响，在经历5×1021atom/cm2累积通量原子氧侵蚀后气化分解，防护层耗散后功能性涂层表面裸露，不改变折叠太阳翼整体热特性。

Description

一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法
技术领域
本发明涉及一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法，适用于折叠太阳翼收纳对压区域的功能性涂层表面。该方法可以简易的，具有时域选择性的，在航天器发射主动段剧烈振动摩擦过程中对太阳翼部组件表面的功能性涂层进行保护，并在入轨后气化耗散。属于航空航天技术领域。
背景技术
随着航天器的发展，载荷不断提高，功率需求不断增长，开发出了可折叠收纳的大型柔性太阳翼，其展开面积可以超过30m2。折叠太阳翼在入轨展开前，需要像手风琴一样面与面折叠对压收纳于发射器中，并在发生过程中经历剧烈的振动，部组件收纳对压部位由于振动将会发生急速的往复摩擦，太阳翼表面各类功能性涂层如热控涂层、原子氧防护涂层等在此过程中容易损伤，大幅削弱太阳翼的在轨使用寿命。
目前处理在轨发射阶段的耐磨主要采用表面涂覆固体润滑脂的方式，但在功能性涂层表面涂覆固体润滑脂不但工艺条件较为复杂，厚度及粗糙度控制相对较难，而且通常会改变其光、热等特性，难以满足折叠太阳翼的设计要求。
发明内容
本发明解决的技术问题是：为了应对折叠太阳翼收纳对压表面功能性涂层在航天器发射主动段剧烈振动过程中摩擦损伤的问题，提供一种简单有效的具有时域特性的防护方法，在航天器入轨后能够气化分解，露出原功能性涂层表面，不改变其光、热特性。
本发明的技术方案是：一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法，包括以下步骤：
(1)选取厚度为2μm～20μm的低剥离强度压敏胶膜与厚度为5μm～50μm的高原子氧耗散性能摩擦防护膜组成复合防护层；
(2)在该复合防护层上制作孔径为0.2mm～5mm的排气微孔阵列；
(3)将该复合防护层剪裁成合适的尺寸，贴敷于折叠太阳翼部组件收纳对压区域的功能性涂层表面。
步骤(1)中低剥离强度压敏胶膜的剥离强度选取在0.5N/cm～2.0N/cm之间。
步骤(1)中高原子氧耗散性能摩擦防护膜的原子氧剥蚀率应大于2.5×10-24cm3/atom。
步骤(1)中高原子氧耗散性能摩擦防护膜能够耐受同种材料间对压往复摩擦，其中单次行程不小于3cm，对压压力不小于20kpa，往复摩擦次数不少于5000次。
步骤(2)中在该结构上制作的微孔整列为10mm×10mm或20mm×20mm的阵列。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明的防磨擦防护层厚度均匀，表面粗糙度低，贴敷于功能性涂层表面在折叠太阳翼振动过程中具有良好的摩擦防护效果。
(2)本发明的防磨擦防护层施工方法简单，可直接贴敷在需防护功能性涂层表面，贴敷紧密无气泡，不损伤功能性涂层，可在太阳翼总装各阶段开展，不受设备、场地、环境限制。
(3)本发明的防磨擦防护层具有时域特性，在航天器发射主动段剧烈振动过程中可以对太阳翼功能性涂层进行防护，保护其在摩擦过程中不受损伤，入轨后该防护层在空间环境作用下气化分解，露出原功能性涂层表面，不改变折叠太阳翼的光、热特性。
附图说明
图1为本发明流程图。
具体实施方式
如图1所示，本发明一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法，其具体实施步骤如下：
(1)选取厚度为2μm～20μm的低剥离强度压敏胶膜与厚度为5μm～50μm的高原子氧耗散性能摩擦防护膜组成复合防护层。
(2)在该复合防护层上制作孔径为0.2mm～2mm的排气微孔阵列。
(3)将该复合防护层剪裁成合适的尺寸，贴敷于折叠太阳翼部组件收纳对压区域的功能性涂层表面。
所述步骤(1)中低剥离强度压敏胶膜剥离强度选取在0.5N/cm～2.0N/cm之间，粘度过低会导致防护层在太阳翼装配过程中或者太阳翼展开过程中脱落，而粘度过高将会导致贴敷及返工过程中损伤折叠太阳翼部组件收纳对压区域的功能性涂层。低剥离强度压敏胶膜可以选用丙烯酸类胶膜，特别注意不能选用含有硅元素的胶膜。胶膜厚度选用需根据工件对压区域的粗糙度而定，原则上在2μm～20μm的区间越薄越好。
所述步骤(1)中高原子氧耗散性能防磨擦保护膜的原子氧剥蚀率应大于2.5×10-24cm3/atom，可以选用复合要求具有一定强度特性的有机高分子膜材料，同样特别注意不能在其中物理或化学掺杂任何含有硅元素的材料。防摩擦保护膜厚度为5μm～50μm，需根据对压收纳尺寸要求确定，但保护膜厚度均匀性需要控制在±0.5μm之内，表面粗糙度不高于50nm，以降低对压摩擦力。
所述步骤(1)中高原子氧耗散性能防磨擦保护膜应可以耐受同种材料间对压往复摩擦，其中单次摩擦行程不小于3cm，对压压力不小于20kpa，往复摩擦次数不少于5000次。
所述步骤(2)在该复合防护层上制作的微孔整列主要用于贴敷时降低大面积粘贴的难度，微孔孔径在0.2mm～5mm的范围，其阵列可以是，但不限于10mm×10mm或20mm×20mm的排布，可以根据贴敷难度进行调节。该微孔不应影响其对防摩擦的保护性能，也要尽可能防护装配过程中其它锐物对功能性涂层可能造成的损伤，同时需要考虑到加工能够达到的精度。
所述步骤(3)将防护层剪裁成适合的尺寸，贴敷于折叠太阳翼部组件收纳对压区域的功能性涂层表面。取陪样件进行对压摩擦性能测试，以及地面原子氧环境模拟试验，评估防护层耗散时间，试验后对吸收-发射系数进行测试。
实施例1
(1)选取厚度为20μm的剥离强度为0.5N/cm压敏胶膜。
(2)选取厚度为50μm的防摩擦保护膜(实测原子氧剥蚀率2.6×10-24cm3/atom)
(3)制备压敏胶膜/防磨擦保护膜复合防护层。
(4)在该复合防护层上制作孔径为0.2mm的10mm×10mm排气微孔阵列。
(5)将该复合防护层剪裁成合适的尺寸，贴敷于折叠太阳翼部组件收纳对压区域的功能性涂层表面。
(6)按照上述步骤制作3个陪样件。
(7)其中2个陪样件面对面对压，开展5000次，对压压力为20kpa的往复摩擦，摩擦行程为3cm。试验后观察其表面，保护膜未见损伤。
(8)其中1个陪样件进行地面原子氧模拟试验，按照每次1×1020atom/cm2的原子氧通量开展试验，直至防摩擦防护层完全消失，记录原子氧总通量为4.2×1021atom/cm2，相当于300km轨道29天。
实施例2
(1)选取厚度为2μm的剥离强度为1.5N/cm压敏胶膜。
(2)选取厚度为5μm的防摩擦保护膜(实测原子氧剥蚀率5.6×10-24cm3/atom)
(3)制备压敏胶膜/防磨擦保护膜复合防护层。
(4)在该复合防护层上制作孔径为2mm的20mm×20mm排气微孔阵列。
(5)将该复合防护层剪裁成合适的尺寸，贴敷于折叠太阳翼部组件收纳对压区域的功能性涂层表面。
(6)按照上述步骤制作3个陪样件。
(7)其中2个陪样件面对面对压，开展5000次，对压压力为20kpa的往复摩擦，摩擦行程为3cm。试验后观察其表面，保护膜未见损伤。
(8)其中1个陪样件进行地面原子氧模拟试验，按照每次1×1020atom/cm2的原子氧通量开展试验，直至防摩擦防护层完全消失，记录原子氧总通量为3×1020atom/cm2。相当于300km轨道2天。
实施例3
(1)选取厚度为10μm的剥离强度为1.0N/cm压敏胶膜。
(2)选取厚度为25μm的防摩擦保护膜(实测原子氧剥蚀率3.0×10-24cm3/atom)
(3)制备压敏胶膜/防磨擦保护膜复合防护层。
(4)在该复合防护层上制作孔径为1mm的20mm×20mm排气微孔阵列。
(5)将该复合防护层剪裁成合适的尺寸，贴敷于折叠太阳翼部组件收纳对压区域的功能性涂层表面。
(6)按照上述步骤制作3个陪样件。
(7)其中2个陪样件面对面对压，开展5000次，对压压力为20kpa的往复摩擦，摩擦行程为3cm。试验后观察其表面，保护膜未见损伤。
(8)其中1个陪样件进行地面原子氧模拟试验，按照每次1×1020atom/cm2的原子氧通量开展试验，直至防摩擦防护层完全消失，记录原子氧总通量为2.4×1021atom/cm2。相当于300km轨道17天。
本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。

Claims (5)

1.一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法，其特征在于包括以下步骤：
(1)选取厚度为2μm～20μm的低剥离强度压敏胶膜与厚度为5μm～50μm的高原子氧耗散性能摩擦防护膜组成复合防护层；
(2)在该复合防护层上制作孔径为0.2mm～5mm的排气微孔阵列；
(3)将该复合防护层剪裁成合适的尺寸，贴敷于折叠太阳翼部组件收纳对压区域的功能性涂层表面。
2.根据权利要求1所述的一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法，其特征在于，步骤(1)中低剥离强度压敏胶膜的剥离强度选取在0.5N/cm～2.0N/cm之间。
3.根据权利要求1所述的一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法，其特征在于，步骤(1)中高原子氧耗散性能摩擦防护膜的原子氧剥蚀率应大于2.5×10-24cm3/atom。
4.根据权利要求1所述的一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法，其特征在于，步骤(1)中高原子氧耗散性能摩擦防护膜能够耐受同种材料间对压往复摩擦，其中单次行程不小于3cm，对压压力不小于20kpa，往复摩擦次数不少于5000次。
5.根据权利要求1所述的一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法，其特征在于，步骤(2)中在该结构上制作的微孔整列为10mm×10mm或20mm×20mm的阵列。
CN202110437512.4A 2021-04-22 2021-04-22 一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法 Active CN113212809B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110437512.4A CN113212809B (zh) 2021-04-22 2021-04-22 一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110437512.4A CN113212809B (zh) 2021-04-22 2021-04-22 一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN113212809A true CN113212809A (zh) 2021-08-06
CN113212809B CN113212809B (zh) 2022-09-27

Family

ID=77088478

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110437512.4A Active CN113212809B (zh) 2021-04-22 2021-04-22 一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN113212809B (zh)

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1422763A1 (fr) * 2002-11-25 2004-05-26 Alcatel Cellule solaire pour panneau de générateur solaire, panneau de générateur solaire et véhicule spatial
WO2005111180A1 (en) * 2004-05-19 2005-11-24 Center Za Tribologijo In Tehnicno Diagnostiko Fakulteta Za Strojnistvo Assembly of mutually co-operating machine parts, lubricated with biologically decomposable lubricant
CN101531678A (zh) * 2009-04-22 2009-09-16 中国科学院化学研究所 一种含膦芳香族二胺化合物及其制备方法与应用
CN101724823A (zh) * 2009-12-17 2010-06-09 中国航天科技集团公司第五研究院第五一○研究所 一种复合原子氧防护涂层SiOx/PTFE的制备方法
US20100314139A1 (en) * 2009-06-11 2010-12-16 Jacobsen Stephen C Target-Specific Fire Fighting Device For Launching A Liquid Charge At A Fire
CN107140238A (zh) * 2017-05-08 2017-09-08 北京卫星环境工程研究所 动能高效耗散空间碎片防护结构
CN108872726A (zh) * 2018-07-11 2018-11-23 中国科学院兰州化学物理研究所 空间环境摩擦起电及静电耗散探测分析装置
CN111044442A (zh) * 2019-12-31 2020-04-21 中国科学院空间应用工程与技术中心 空间材料被动实验样品安装结构、样品模块和试验箱
US20200210633A1 (en) * 2018-12-29 2020-07-02 Nanjing University Of Aeronautics And Astronautics Method for predicting high-temperature fatigue shear stress in fiber/matrix interface of woven ceramic-matrix composite by hysteresis dissipated energy

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1422763A1 (fr) * 2002-11-25 2004-05-26 Alcatel Cellule solaire pour panneau de générateur solaire, panneau de générateur solaire et véhicule spatial
WO2005111180A1 (en) * 2004-05-19 2005-11-24 Center Za Tribologijo In Tehnicno Diagnostiko Fakulteta Za Strojnistvo Assembly of mutually co-operating machine parts, lubricated with biologically decomposable lubricant
CN101531678A (zh) * 2009-04-22 2009-09-16 中国科学院化学研究所 一种含膦芳香族二胺化合物及其制备方法与应用
US20100314139A1 (en) * 2009-06-11 2010-12-16 Jacobsen Stephen C Target-Specific Fire Fighting Device For Launching A Liquid Charge At A Fire
CN101724823A (zh) * 2009-12-17 2010-06-09 中国航天科技集团公司第五研究院第五一○研究所 一种复合原子氧防护涂层SiOx/PTFE的制备方法
CN107140238A (zh) * 2017-05-08 2017-09-08 北京卫星环境工程研究所 动能高效耗散空间碎片防护结构
CN108872726A (zh) * 2018-07-11 2018-11-23 中国科学院兰州化学物理研究所 空间环境摩擦起电及静电耗散探测分析装置
US20200210633A1 (en) * 2018-12-29 2020-07-02 Nanjing University Of Aeronautics And Astronautics Method for predicting high-temperature fatigue shear stress in fiber/matrix interface of woven ceramic-matrix composite by hysteresis dissipated energy
CN111044442A (zh) * 2019-12-31 2020-04-21 中国科学院空间应用工程与技术中心 空间材料被动实验样品安装结构、样品模块和试验箱

Also Published As

Publication number Publication date
CN113212809B (zh) 2022-09-27

Similar Documents

Publication Publication Date Title
deGroh et al. NASA Glenn research center's materials international space station experiments (MISSE 1-7)
Finckenor Materials for spacecraft
Villafuerte et al. Practical cold spray success: Repair of Al and Mg alloy aircraft components
CN113212809B (zh) 一种可在轨耗散的发射主动段振动摩擦防护方法
US20160340522A1 (en) Carbon nanotube coated structure and associated method of fabrication
US9822264B2 (en) Nanocellular and nanocellular particle filled polymer composite coating for erosion protection
Ruffatto et al. Experimental results of a controllable electrostatic/gecko-like adhesive on space materials
Levine LDEF-69 Months in Space. First Post-Retrieval Symposium. Proceeding of a symposium held in Kissimmee, Florida, 2-8 June 1991.
Parness et al. On-off adhesive grippers for earth-orbit
Lovell et al. Frictional analysis of MoS2 coated ball bearings: a three-dimensional finite element analysis
CN111995959A (zh) 一种可刻码膨胀胶带及其制备方法
CN111044442A (zh) 空间材料被动实验样品安装结构、样品模块和试验箱
EP3231835A1 (en) Organic matrix composite thermal barrier coating
US20200282525A1 (en) Supporting a contoured sheet of material during machining operations
KR101653156B1 (ko) 잔류응력이 있는 다중접합 박막을 이용한 곡면형 태양전지 패널 및 그 제작방법
Slimko et al. MSL heatshield development: From failure to success
Tsuyuki et al. The Hardware Challenges for the Mars Exploration Rover Heat Rejection System
Corradi et al. Structural behaviour of aeronautical tungsten carbide/carbon‐coated titanium ball screws under space thermal‐vacuum conditions
Smith et al. Materials Testing on the DC-X and DC-XA
McClelland Design and testing of lightweight and high resolution X-ray mirror modules
Butterworth et al. Structural analysis of silicon solar arrays
CN116923726A (zh) 一种星载一体化sar卫星平台
D. Dunn et al. Assessment of Post-flight Materials
Clinton Jr NASA Perspective and Initiatives in Additive Manufacturing
Whitaker et al. Durability of reflector materials in the space environment

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant